CN112937835B - 一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构，该机翼形态锁定机构采用单纯的机械结构，动力来源为行星架，同时在第一套筒和第二套筒上设计锁孔，限位锁块在行星架转动时交替进入容纳槽或者进入轨道槽，限位锁块进入容纳槽时，锁杆退出第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态锁定解除，限位锁块进入轨道槽时，锁杆进入第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态自动锁定，从而能够依靠单纯的机械结构实现自动锁定和解锁，无需增加控制电路，不额外占用控制资源，不额外消耗功耗，重量轻、可靠性高，不会受外界因素干扰，不会消耗额外的功耗，适用于体型较小对重量要求较高的无人机。

Description

一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构。

背景技术

无人机变体翼是指飞机的机翼分为两段或多段，每两段机翼铰接，一段作为折叠翼，一段作为固定翼，折叠翼能够相对固定翼折叠或展开。变体翼的好处是减小体积，方便运输。

具有变体翼的飞机可以通过对机翼进行变形适应不同的状态，例如折叠机翼方便收纳、飞机从亚音速到超音速飞行需要将飞机机翼后掠以延后音障、在机翼上放置动力系统的飞机通过变翼完成从垂直起降状态到平飞状态的转换等。

所有变体翼飞机在完成变翼过程后需要对机翼形态进行锁定。目前实现锁定飞机机翼形态功能的装置多采用由飞控终端向舵机下达控制指令实现锁定，或者通过光电传感器，感应机翼旋转角度后向舵机下达控制指令实现锁定，再或者直接使用作动系统实时负载保持其形态以达到锁定的功能。以上几种飞机机翼形态锁定的方式存在结构比较复杂，重量较重，不能自动解锁，需要额外增加控制电路，增加电路负担，可靠性较低，实时维持作动系统负载需要浪费功耗等缺点。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构，能够依靠单纯的机械结构实现自动锁定和解锁，无需增加控制电路，重量轻、可靠性高，不会受外界因素干扰。

为解决上述技术问题，本发明采用的一个技术方案是：提供一种机翼形态自锁组件，包括安装座、限位锁块和两个滑动锁块，所述安装座的一侧开设有轨道槽，另一侧形成中空的凸台，凸台内形成与轨道槽连通的容纳槽，所述安装座的两端设有与轨道槽连通的导向孔，所述限位锁块和两个滑动锁块均位于轨道槽内，所述限位锁块位于两个滑动锁块之间，两个所述滑动锁块远离限位锁块的端部设有与导向孔适配的锁杆，所述限位锁块与安装座通过第一弹性件连接，每一所述滑动锁块与安装座通过第二弹性件连接，所述限位锁块能够从轨道槽进入容纳槽，所述滑动锁块能够在轨道槽内往复移动；

其中，所述限位锁块在未受到外力作用时，所述第一弹性件处于自由状态，所述限位锁块在第一弹性件的作用力下位于轨道槽，使得所述第二弹性件处于形变状态，两个所述滑动锁块的锁杆分别伸出导向孔，所述限位锁块受到外力作用从轨道槽进入容纳槽时，所述第一弹性件处于形变状态，两个所述滑动锁块受到第二弹性件的作用力，使得两个所述滑动锁块的锁杆均缩回轨道槽内。

优选的，所述限位锁块以及滑动锁块相互接触的表面构造为斜面。

优选的，所述限位锁块两端的斜面互为对称，两个所述滑动锁块的斜面互为对称。

优选的，所述第一弹性件为弹簧，所述第一弹性件位于凸台内，所述限位锁块受到外力作用时，所述第一弹性件被压缩。

优选的，所述第二弹性件为弹簧，所述安装座的凸台两侧设有与轨道槽相连通的滑槽，两个所述滑动锁块设有推杆，所述推杆从滑槽伸出，两个所述第二弹性件分别设于安装座的凸台两边，所述第二弹性件的一端与安装座固定连接，另一端与推杆固定连接。

优选的，所述第二弹性件为弹簧，所述第二弹性件套设于滑动锁块的锁杆上，所述第二弹性件的一端与安装座固定连接，另一端与滑动锁块固定连接。

优选的，所述限位锁块远离凸台的一侧设有两根顶升柱，两根所述顶升柱沿轨道槽的长度方向间隔设置，所述顶升柱的端面构造为斜面，斜面的倾斜方向与轨道槽的长度方向垂直，且两根所述顶升柱端部的斜面的倾斜方向互为相反。

为解决上述技术问题，本发明采用的另一个技术方案是：提供一种机翼形态自锁机构，用于无人机变体翼，所述变体翼包括固定翼以及与固定翼相铰接的折叠翼，所述机翼形态自锁机构包括第一套筒、第二套筒、转台以及前述的机翼形态自锁组件，所述第二套筒位于第一套筒内，所述第一套筒与第二套筒同轴设置且与折叠翼的展向垂直，所述第一套筒、第二套筒分别相对固定翼和折叠翼固定不动，所述第一套筒的侧壁上沿径向开设有两个第一锁孔，所述第二套筒的侧壁上沿径向开设有两个第二锁孔，所述安装座沿第二套筒的径向固定于第二套筒内，所述导向孔与第二锁孔对齐，所述转台位于第二套筒内且能够绕第二套筒的轴向转动，所述转台在转动过程中能够同时接触两根顶升柱的斜面并顶起顶升柱，所述转台每转动一周能够使得限位锁块交替位于轨道槽和容纳槽，所述限位锁块位于轨道槽时，所述第一锁孔与第二锁孔对齐，所述锁杆穿过第二锁孔和第一锁孔，使得所述第一套筒相对第二套筒锁定，所述限位锁块位于容纳槽时，锁定解除。

优选的，所述机翼形态自锁机构还包括齿环、行星齿轮和行星架，齿环嵌设于第二套筒内，行星齿轮为多个，行星齿轮与齿环的内壁相啮合，行星齿轮能够绕第一套筒的轴向做行星运动，行星架垂直于第一套筒的轴向设置，行星齿轮在轴向上与行星架固连，转台固定在行星架上。行星架可以有两个，两个行星架分别位于行星齿轮的两侧。

优选的，所述机翼形态自锁机构还包括电机，所述电机的输出轴处于第一套筒的轴向上，并与行星架固定连接。

区别于现有技术的情况，本发明的有益效果是：通过限位锁块的位置来实现锁杆的伸出和缩回，锁杆伸出时，利用锁杆进行锁定，锁杆缩回时，自动解锁，由于采用了单纯的机械结构，因而能够依靠单纯的机械结构实现自动锁定和解锁，无需增加控制电路，重量轻、可靠性高，不会受外界因素干扰，不会消耗额外的功耗，适用于体型较小对重量要求较高的无人机。

附图说明

图1是本发明实施例的机翼形态自锁组件的主视图。

图2是本发明实施例的机翼形态自锁组件的仰视图；

图3是本发明实施例的机翼形态自锁组件的结构分解示意图；

图4是本发明实施例的机翼形态锁定机构的主视图；

图5是本发明实施例的机翼形态锁定机构的部分结构右视图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参阅图1至图3，本发明本实施例的机翼形态自锁组件包括安装座1、限位锁块2和两个滑动锁块3，安装座1的一侧开设有轨道槽11，另一侧形成中空的凸台12，凸台12内形成与轨道槽11连通的容纳槽(图未示)，安装座1的两端设有与轨道槽11连通的导向孔(图未示)，限位锁块2和两个滑动锁块3均位于轨道槽11内，限位锁块2位于两个滑动锁块3之间，两个滑动锁块3远离限位锁块2的端部设有与导向孔适配的锁杆31，限位锁块2与安装座1通过第一弹性件4连接，每一滑动锁块3与安装座1通过第二弹性件5连接，限位锁块2能够从轨道槽11进入容纳槽，滑动锁块3能够在轨道槽11内往复移动。

限位锁块2在未受到外力作用时，第一弹性件4处于自由状态，限位锁块2在第一弹性件4的作用力下位于轨道槽11，使得第二弹性件5处于形变状态，两个滑动锁块3的锁杆31分别伸出导向孔，限位锁块2受到外力作用从轨道槽11进入容纳槽时，第一弹性件4处于形变状态，两个滑动锁块3受到第二弹性件5的作用力，使得两个滑动锁块3的锁杆31均缩回轨道槽11内。

为了方便限位锁块2从容纳槽进入轨道槽11的过程中对滑动锁块3施加使其移动的作用力，在本实施例中，限位锁块2以及滑动锁块3相互接触的表面构造为斜面。具体而言，限位锁块2两端的斜面互为对称，两个滑动锁块3的斜面互为对称。

第一弹性件4可以为弹簧。具体地，第一弹性件4位于凸台12内，限位锁块2受到外力作用时，第一弹性件4被压缩。

第二弹性件5也可以为弹簧，第二弹性件5可以有多种安装形式。一种安装形式例如是，安装座1的凸台12两侧设有与轨道槽11相连通的滑槽(图未示)，两个滑动锁块3设有推杆32，推杆32从滑槽伸出，两个第二弹性件5分别设于安装座1的凸台12两边，第二弹性件5的一端与安装座1固定连接，另一端与推杆32固定连接。滑动锁块3在轨道槽11内移动时，推杆32随之在滑槽内滑动，进而使得第二弹性件5被压缩或拉伸。

还要一种安装形式例如是，第二弹性件5套设于滑动锁块3的锁杆31上，第二弹性件5的一端与安装座1固定连接，另一端与滑动锁块3固定连接。滑动锁块3在轨道槽11内向导向孔移动时，第二弹性件5被压缩，反之，滑动锁块3可以在第二弹性件5的反作用力下向远离导向孔的方向移动。

在本实施例中，限位锁块2远离凸台12的一侧设有两根顶升柱21，两根顶升柱21沿轨道槽11的长度方向间隔设置，顶升柱21的端面构造为斜面，斜面的倾斜方向与轨道槽11的长度方向垂直，且两根顶升柱21端部的斜面的倾斜方向互为相反。

机翼形态自锁组件由于可以实现锁杆31的伸出和缩回，因而可以借此实现机翼形态的锁定和解锁。具体而言，参见图4和图5，本发明实施例还保护一种机翼形态自锁机构。用于无人机变体翼，变体翼包括固定翼以及与固定翼相铰接的折叠翼。机翼形态自锁机构包括第一套筒10、第二套筒20、转台30以及前述实施例的机翼形态自锁组件。

第二套筒20位于第一套筒10内，第一套筒10与第二套筒20同轴设置且与折叠翼的展向垂直，第一套筒10、第二套筒20分别相对固定翼和折叠翼固定不动。例如，第一套筒10相对于折叠翼固定不动，第二套筒20相对于固定翼固定不动。

第一套筒10的侧壁上沿径向开设有两个第一锁孔101，第二套筒20的侧壁上沿径向开设有两个第二锁孔201，安装座1沿第二套筒20的径向固定于第二套筒20内，导向孔与第二锁孔201对齐，转台30位于第二套筒20内且能够绕第二套筒20的轴向转动，转台30在转动过程中能够同时接触两根顶升柱21的斜面并顶起顶升柱21，转台30每转动一周能够使得限位锁块2交替位于轨道槽11和容纳槽，限位锁块2位于轨道槽11时，第一锁孔101与第二锁孔201对齐，锁杆31穿过第二锁孔201和第一锁孔101，使得第一套筒10相对第二套筒20锁定，限位锁块2位于容纳槽时，锁定解除。

由于第一套筒10相对折叠翼固定不动，第二套筒20相对于固定翼固定不动，锁杆31穿过第二锁孔201和第一锁孔101后，第一套筒10相对第二套筒20锁定，那么折叠翼也相对固定翼固定不动，从而实现锁定。限位锁块2位于容纳槽时，锁杆31缩回了轨道槽11，第一套筒10又可以相对第二套筒20转动，从而锁定解除。

在本实施例中，机翼形态自锁机构还包括齿环50、行星齿轮60和行星架70，齿环50嵌设于第二套筒20内，行星齿轮50为多个，例如为两个，行星齿轮60与齿环50的内壁相啮合，行星齿轮60能够绕第一套筒10的轴向做行星运动，行星架70垂直于第一套筒10的轴向设置，行星齿轮60在轴向上与行星架70固连，转台30固定在行星架70上。行星架70可以有两个，两个行星架70分别位于行星齿轮60的两侧。

行星架70作为动力连接部件，用于连接驱动装置，例如电机，可以在驱动装置驱动下进行转动。行星架70转动时，行星齿轮60产生自转，带动齿环50转动，由于齿环50与第二套筒20固定，带动第二套筒20相对第一套筒10转动，第一套筒10又相对折叠翼固定不动，进而带动折叠翼相对固定翼实现展向旋转。也就是说，机翼形态自锁机构既可以作为驱动折叠翼相对固定翼展向旋转，又可以在展向旋转的同时对折叠翼进行自动锁定和解锁。

进一步地，机翼形态自锁机构还包括电机100，电机100的输出轴处于第一套筒10的轴向上，并与行星架90固定连接。

通过上述方式，本发明实施例的机翼形态自锁机构采用单纯的机械结构，动力来源为行星架，同时在第一套筒和第二套筒上设计锁孔，限位锁块在行星架转动时交替进入容纳槽或者进入轨道槽，限位锁块进入容纳槽时，锁杆退出第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态锁定解除，限位锁块进入轨道槽时，锁杆进入第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态自动锁定，从而能够依靠单纯的机械结构实现自动锁定和解锁，无需增加控制电路，不额外占用控制资源，不额外消耗功耗，重量轻、可靠性高，不会受外界因素干扰，不会消耗额外的功耗，适用于体型较小对重量要求较高的无人机。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

Claims (9)

1.一种机翼形态自锁组件，其特征在于，包括安装座、限位锁块和两个滑动锁块，所述安装座的一侧开设有轨道槽，另一侧形成中空的凸台，凸台内形成与轨道槽连通的容纳槽，所述安装座的两端设有与轨道槽连通的导向孔，所述限位锁块和两个滑动锁块均位于轨道槽内，所述限位锁块位于两个滑动锁块之间，两个所述滑动锁块远离限位锁块的端部设有与导向孔适配的锁杆，所述限位锁块与安装座通过第一弹性件连接，每一所述滑动锁块与安装座通过第二弹性件连接，所述限位锁块能够从轨道槽进入容纳槽，所述滑动锁块能够在轨道槽内往复移动；

其中，所述限位锁块在未受到外力作用时，所述第一弹性件处于自由状态，所述限位锁块在第一弹性件的作用力下位于轨道槽，使得所述第二弹性件处于形变状态，两个所述滑动锁块的锁杆分别伸出导向孔，所述限位锁块受到外力作用从轨道槽进入容纳槽时，所述第一弹性件处于形变状态，两个所述滑动锁块受到第二弹性件的作用力，使得两个所述滑动锁块的锁杆均缩回轨道槽内；

所述限位锁块远离凸台的一侧设有两根顶升柱，两根所述顶升柱沿轨道槽的长度方向间隔设置，所述顶升柱的端面构造为斜面，斜面的倾斜方向与轨道槽的长度方向垂直，且两根所述顶升柱端部的斜面的倾斜方向互为相反。

2.根据权利要求1所述的机翼形态自锁组件，其特征在于，所述限位锁块以及滑动锁块相互接触的表面构造为斜面。

3.根据权利要求2所述的机翼形态自锁组件，其特征在于，所述限位锁块两端的斜面互为对称，两个所述滑动锁块的斜面互为对称。

4.根据权利要求1所述的机翼形态自锁组件，其特征在于，所述第一弹性件为弹簧，所述第一弹性件位于凸台内，所述限位锁块受到外力作用时，所述第一弹性件被压缩。

5.根据权利要求1所述的机翼形态自锁组件，其特征在于，所述第二弹性件为弹簧，所述安装座的凸台两侧设有与轨道槽相连通的滑槽，两个所述滑动锁块设有推杆，所述推杆从滑槽伸出，两个所述第二弹性件分别设于安装座的凸台两边，所述第二弹性件的一端与安装座固定连接，另一端与推杆固定连接。

6.根据权利要求1所述的机翼形态自锁组件，其特征在于，所述第二弹性件为弹簧，所述第二弹性件套设于滑动锁块的锁杆上，所述第二弹性件的一端与安装座固定连接，另一端与滑动锁块固定连接。

7.一种机翼形态自锁机构，用于无人机变体翼，所述变体翼包括固定翼以及与固定翼相铰接的折叠翼，其特征在于，所述机翼形态自锁机构包括第一套筒、第二套筒、转台以及根据权利要求1-6任一权利要求所述的机翼形态自锁组件，所述第二套筒位于第一套筒内，所述第一套筒与第二套筒同轴设置且与折叠翼的展向垂直，所述第一套筒、第二套筒分别相对固定翼和折叠翼固定不动，所述第一套筒的侧壁上沿径向开设有两个第一锁孔，所述第二套筒的侧壁上沿径向开设有两个第二锁孔，所述安装座沿第二套筒的径向固定于第二套筒内，所述导向孔与第二锁孔对齐，所述转台位于第二套筒内且能够绕第二套筒的轴向转动，所述转台在转动过程中能够同时接触两根顶升柱的斜面并顶起顶升柱，所述转台每转动一周能够使得限位锁块交替位于轨道槽和容纳槽，所述限位锁块位于轨道槽时，所述第一锁孔与第二锁孔对齐，所述锁杆穿过第二锁孔和第一锁孔，使得所述第一套筒相对第二套筒锁定，所述限位锁块位于容纳槽时，锁定解除。

8.根据权利要求7所述的机翼形态自锁机构，其特征在于，所述机翼形态自锁机构还包括齿环、行星齿轮和行星架，齿环嵌设于第二套筒内，行星齿轮为多个，行星齿轮与齿环的内壁相啮合，行星齿轮能够绕第一套筒的轴向做行星运动，行星架垂直于第一套筒的轴向设置，行星齿轮在轴向上与行星架固连，转台固定在行星架上，行星架可以有两个，两个行星架分别位于行星齿轮的两侧。

9.根据权利要求8所述的机翼形态自锁机构，其特征在于，所述机翼形态自锁机构还包括电机，所述电机的输出轴处于第一套筒的轴向上，并与行星架固定连接。

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